井式炉气相渗铝工艺试验总结

前言渗铝是提高金属高温抗氧化、抗燃气腐蚀能力的重要途径,是发动机中某些高温部份的关键零件延长使用寿命的有力措施之一。到目前为止,国内外广泛采用的仍是固体渗铝法。固体渗铝虽然质量比较稳定,对设备无特殊要求,但它也存在一些弱点,如:效率低、劳动条件差等等。特别是随着发动机的不断改进,广泛采用空心叶片,固体渗铝法的应用更受到一定的限制。同时,现在国内外气相渗铝工艺均要求渗铝剂与被渗铝零件的距离很近,因而限制了设备生产能力,     

发动机涡轮导向叶片渗层失效分析

某厂生产的发动机涡轮导向叶片存在渗铝层容易剥落的问题.采用扫描电镜、X射线能谱仪和显微硬度计,从渗层的显微组织、成分及力学性能等方面,对渗层失效的原因进行了分析.结果表明,渗层中铝含量过高,形成了Ni2Al3脆性相是导致叶片渗层过脆的主要原因,而渗层过厚也是导致叶片渗层过脆的原因之一.检查工厂的渗铝工艺,发现渗剂活性过高是造成渗层中铝含量过高的根本原因.     

GH37合金蠕变/疲劳复合性能的研究

一、试验材料 GH37合金是涡轮喷气发动机Ⅰ级和Ⅱ级涡轮叶片材料。发动机转子在运转过程中,由于多次反复启动和停车,使叶片材料经受着蠕变/疲劳交互作用。在该型发动机返修中发现有的叶片产生折断。故障统计表明,叶片早期折断与材料的热处理制度有关。叶片热处理工艺原规定二次淬火后缓冷,即出炉后用石棉板加     

WP—7乙发动机Ⅰ级涡轮叶片断裂分析EI

本文对WP—7乙发动机Ⅰ级涡轮叶片空中折断故障进行了分析。通过对折断叶片和裂纹叶片宏观检查、断口和裂纹光学金相、扫描电镜和透射电镜观察,发现裂纹均起源于叶片进气边疏松处,沿枝晶间扩展,起始裂纹为热疲劳裂纹,进而发展为机械疲劳断裂。翻修前后叶片进气边γ′形态对比观察,结果表明叶片翻修前工作温度已偏高,加上严重的疏松和柱状晶以及表面渗铝层受损,是造成这起故障的基本原因。     

WP—7乙发动机Ⅰ级涡轮叶片断裂分析

本文对WP—7乙发动机Ⅰ级涡轮叶片空中折断故障进行了分析。通过对折断叶片和裂纹叶片宏观检查、断口和裂纹光学金相、扫描电镜和透射电镜观察,发现裂纹均起源于叶片进气边疏松处,沿枝晶间扩展,起始裂纹为热疲劳裂纹,进而发展为机械疲劳断裂。翻修前后叶片进气边γ′形态对比观察,结果表明叶片翻修前工作温度已偏高,加上严重的疏松和柱状晶以及表面渗铝层受损,是造成这起故障的基本原因。     

GH37合金取消一次固溶热处理试验

一、前言用 GH37 合金制造的涡轮喷气发动机一级涡轮叶片,在使用中多次发生折断,定期翻修时也因发现叶背及进、排气边龟裂而报废。这些故障严重影响飞行安全和零备件的供应。为此,有关单位组织故障调研小组在五七○二厂进行调查、分析。根据分析初步认为,上述情况是属于持久和疲劳性质的故障。根据调研结果提出了提高涡轮叶片质量的可能途径,制订了取消涡轮叶片一次固溶处理     

某型发动机二级导向器叶片变形和裂纹分析

对一种发动机导向器叶片的变形、裂纹及其断口进行金相和电镜分析。结果表明，发动机温度场不均匀，出现局部高温、致使导向器叶片产生过烧，造成变形和裂纹。     

渗铝叶片修理工艺研究

采用渗铝层进行抗高温氧化及燃气腐蚀的涡轮叶片经过了正常使用周期后,需要进行渗铝层修理,通过对残余渗铝层去除工艺方法及浅层渗铝工艺研究,确定了采用羊毛毡砂轮粘砂粒抛修（要求去除全部氧化黑皮）再进行料浆补渗铝的工艺方法,该方法能有效实现对涡轮叶片渗铝层的修理。     

涡轴六发动机Ⅰ级燃气涡轮叶片断裂失效分析

一、概述 涡轴六发动机是直八飞机的动力装置,有两级燃气涡轮,都是涡轮盘和叶片为一体的整体件。涡轮最高转速为33000转/分,材料为变形GH71O合金,相似于美国Udimet710合金。 010号发动机在100Oh长期台架试车过程中,工作到879h14min、反复起动701次时,发动机出现异常振动,经分解检查,发现Ⅰ级燃气涡轮21~#叶片断裂。其余叶片未断,但许多叶片被折断叶片击伤,使排气边顶端发生不同程度变形,甚至开裂、缺损。     

高压涡轮导向叶片裂纹分析

对某发动机高压涡轮导向叶裂纹的性质和产生原因进行了分析。结果表明，导向器叶片裂纹的性质属典型的热疲劳断裂失效，引起该发动机导向叶片热疲劳断裂失效的主要原因是试验温度偏高，温度场分布不均，排气边冷却效果不良也是影响叶片开裂的因素。     

ZGCr17Ni2空心叶片测厚仪

提高现代涡轮喷气发动机性能的重要措施之一,就是提高燃气温度和增压比。然而,燃气温度的提高,会使发动机涡轮零件的热负荷随之增大,从而对叶片材料提出更高的热性能要求。但是叶片材料高温性能的提高是有一定限度的。而带异形冷却通道叶片的出现大大改善了其冷却性能,提高了发动机的功率。     

AZ-2涂层组织结构

一、前言 AZ-2涂层是采用真空蒸镀-扩散渗铝新工艺得到的铝化物涂层,作为发动机一级涡轮叶片的保护涂层已经投入生产应用,这在国内是首创,在国外尚未见报道。本文介绍AZ-2涂层渗态时的组织结构及其区别于一般铝化物涂层的某些特点以及涂层组织结构在氧化过程中的变化。     

航空发动机叶片加工变形分析与控制措施

航空发动机是飞机的动力之源,同时也是我国航空工业发展的重要基础。航空发动机复杂性极高,其所采用的高强度材料和极高的加工精度也给航空发动机的制造带来了不小的难题。航空发动机叶片是航空发动机中的重要组成部分,航空发动机叶片的加工精度直接影响着航空发动机的性能和工作的稳定性,然而由于航空发动机叶片所具有的复杂的空间结构和极高的几何精度给航空发动机叶片的机械加工制造带来了较大的难题,航空发动机叶片受加工变形影响使得航空发动机叶片的型面轮廓精度和表面质量极差,造成航空发动机叶片加工成品率下降。为提高航空发动机叶片加工质量,应当采取有效的措施消除机械加工中的残余应力,将航空发动机叶片变形控制在合理的范围内,提高航空发动机叶片的加工精度。     

某发动机涡轮转子叶片断裂原因分析

发动机涡轮转子叶片在长期试车时发生断裂.对断裂叶片进行了宏观分析、断口分析、显微分析及化学成分分析,并对断裂原因进行了探讨.结果表明,叶片断裂主要是高温蠕变断裂.材料抗蠕变能力偏低和叶片内有较严重的铸造疏松及发动机涡轮部分工作温度有超高现象是叶片蠕变断裂的主要因素.     

航空燃气涡轮发动机用涂层

铝化物涂层 采用渗铝工艺对提高抗高温氧化和热腐蚀性能大有好处,所以航空工业曾对大量高压涡轮叶片进行了渗铝。其典型厚度约50μm,铝含量约30％。提高铝含量和增加涂层厚度,可显示涂层在一些用途中的优越性,但是在快速热循环状态下,也会增加开裂的危险。     

铸造高温合金单晶叶片晶粒度选择器模料的研制

1.前言 随着航空发动机性能的不断提高,对航空涡轮发动机部件(包括涡轮盘、涡轮叶片)工作寿命的要求也在提高。国外研制了柱状晶材料、单晶材料、共晶复合材料等,并且进行了柱状晶、单晶叶片生产方法的研究工作。采用单晶涡轮叶片可以延长发动机的使用寿命和降低燃油消耗率。单晶涡轮叶片的制造方法在欧美和苏联已经用于工业生产。 我们从1981年开始研制铸造镍基高温合金     

K3合金铸态使用的几个问题

K3铸造高温合金是我国航空发动机中应用甚广的叶片材料,已在13种型号的涡轮发动机上用作不同类型的涡轮叶片和导向叶片,经受了上万小时的试车和飞行使用的考验,已投产使用。     

航空燃气涡轮发动机用涂层EI

<正> 铝化物涂层 采用渗铝工艺对提高抗高温氧化和热腐蚀性能大有好处,所以航空工业曾对大量高压涡轮叶片进行了渗铝。其典型厚度约50μm,铝含量约30％。提高铝含量和增加涂层厚度,可显示涂层在一些用途中的优越性,但是在快速热循环状态下,也会增加开裂的危险。     

涡喷型发动机涡轮叶片用GH220合金通过鉴定

由航空工业部科技局、冶金工业部军工办主持召开的涡喷型发动机用GH220合金鉴定会于1983年9月5日至8日在浙江省肖山县召开。 各研制单位向大会汇报了三年多来全面完成合金生产工艺、化学成分控制、热处理制度、合金组织以及叶片模锻、弯晶热处理、冷加工和真空蒸镀渗铝等工艺方面研制任务的简要情况。     

风力机叶片复合材料裂尖温度场及微观损伤研究

依据热力耦合建立含微缺陷叶片的裂尖温度场数值模型,并研究了微缺陷叶片断裂微观损伤方式。首先,建立裂尖温度场数学模型需要确定塑性区范围和塑性区内的内热流密度函数。基于正交各向异性复合材料裂纹尖端应力场和Tsai-Wu屈服准则理论推导,得到含微缺陷风电叶片Ⅰ/Ⅱ复合型裂纹的塑性区范围;内热流密度函数按照裂纹扩散规律构造。其次,利用电子扫描电镜技术对叶片试件的断口失效微观结构进行检测。通过红外热像仪监测微缺陷叶片试件表面温度实验,验证了裂尖温度场计算模型的准确性;确定计算温度场模型中内热流密度函数幂数为2;通过显微技术发现含气泡缺陷的叶片试件有纤维断裂、基体开裂损伤方式。